CFM56-7B發動機高壓渦輪葉片疲勞壽命預測

曹惠玲 張昊

摘要：基于CFM56-7B發動機運行產生的QAR數據，通過建立模型、確立邊界條件、有限元軟件仿真，在最大起飛功率狀態下完成了高壓渦輪葉片溫度場以及應力、應變場的計算?？紤]到實際葉片在多軸非比例循環載荷下工作，選用SWT模型作為疲勞壽命的預測模型，得到葉片的疲勞壽命。結果表明，仿真計算得到的葉片疲勞壽命為14778個循環，與實際葉片的平均壽命的誤差率僅為5.09%，此方法可用于監控渦輪葉片的剩余壽命、維修計劃的制定。

關鍵詞：QAR數據；高壓渦輪葉片；有限元；SWT模型；疲勞壽命

Keywords：QAR data；high pressure turbine blade；finite element；SWT model；fatigue life

0 引言

高壓渦輪葉片是航空發動機里最重要的部件之一，其工作環境極其惡劣，一方面承受著高溫、高壓燃氣的作用，另一方面受到振動等多種載荷的作用。根據航空工業集團失效分析中心發布的資料[1]顯示，2001年到2012年期間共處理97件有關渦輪葉片的失效故障，占整個失效故障分析工作的1/10左右，且據實際統計，在由發動機導致的飛行事故中渦輪葉片失效占比達70%以上[2]，因此進行高壓渦輪葉片的結構強度分析及壽命預測具有重要意義。

快速存取記錄器（QAR）記錄了發動機從啟動到停車過程的大量氣動站位參數，這些參數真實地反映了發動機實際的運行工況，因此將QAR數據應用到高壓渦輪葉片的結構強度分析和壽命預測中能夠得到更加精確的結果。以國內某航空公司某航班CFM56-7B發動機運行產生的QAR數據為例，通過飛行高度、高壓渦輪轉速、EGT（發動機排氣溫度）以及燃油流量篩選出起飛最大功率狀態，該狀態下高壓渦輪轉速高達 97.6%，EGT達到804℃，燃油流量達到3607kg/h，對比其他工況，該狀態下的葉片承受著更高的溫度以及離心力作用，因此以此狀態作為高壓渦輪葉片壽命計算的工況。在起飛最大功率狀態下，利用QAR記錄的高壓壓氣機進出口總溫、EGT、低壓壓氣機進口總壓等參數，結合熱力計算可得到用于葉片壽命預測的邊界條件。

本文利用有限元仿真計算的方法，通過建立模型和計算邊界條件，使用Fluent軟件求解燃氣流場以及Ansys軟件進行熱分析和結構強度分析，得到葉片的溫度、應力應變分布，綜合考慮對葉片影響較大的疲勞損傷，最終計算得到葉片的疲勞壽命。

1 有限元仿真計算

1.1 模型的建立

三維建模是有限元數值仿真的基礎，精確的幾何模型能夠極大地提高有限元仿真的精度，本文針對CFM56-7B高壓渦輪葉片結構，參照航空發動機設計手冊—渦輪分冊[3]，通過實體結構的測量，利用UG完成了三維模型的建立，具體模型如圖1、圖2所示。根據建立的高壓渦輪葉片模型，選取中截面葉型、葉片高度、葉柵柵距等參數建立圖3所示簡化的光滑葉片葉柵通道模型。利用ICEM CFD完成模型的非結構網格劃分，葉片模型的網格數為35萬，葉柵通道的網格數為196萬，網格質量均在0.2以上且進行了網格無關性驗證。

1.2 邊界條件的計算

QAR記錄的參數包括高壓壓氣機進出口總溫和、EGT、低壓壓氣機進口總壓、燃油流量以及油氣比f，這些參數在起飛最大功率狀態下的數值如表1所示。在進行有限元仿真計算的過程中需要首先確定高壓壓氣機出口的總溫、高壓渦輪進口的總溫、總壓以及高壓渦輪出口的總溫、靜壓。高壓壓氣機出口的總溫可由QAR數據直接獲取，高壓渦輪進出口的溫度、壓力可通過表1所給出的QAR數據結合熱力計算的方式得到，具體計算方法參見文獻[4]。根據計算結果可得到有限元仿真計算所需要的邊界參數，具體數值如表2所示。

CFM56-7B高壓渦輪葉片由高壓壓氣機排氣進行冷卻，高壓壓氣機排氣從葉根進入葉片內部的冷卻通道，首先對轉子葉片的根部進行冷卻，然后氣流在葉片的各冷卻腔室內迂回流動，對葉片進行充分的冷卻，最后冷卻氣體從葉片表面的氣膜孔以及尾緣劈縫流出，在葉片表面形成氣膜，隔絕高溫燃氣與高壓渦輪葉片。為表征冷卻氣體與葉片的對流換熱情況，引入對流換熱系數，冷卻氣體與葉片的平均對流換熱系數取29124W/K·m2。

1.3 仿真計算結果

根據得到的有限元模型以及邊界條件，將其導入Fluent中完成流場的計算，采用壓力進口、壓力出口邊界條件，選取k-SST湍流計算模型。為了使計算更加符合實際情況，考慮渦輪進口溫度的不均勻性[5]，取進口溫度沿徑向按拋物線分布，并編制UDF導入Fluent進行求解計算，圖4為溫度不均勻時流場進口溫度的分布。

將Fluent計算得到的數據導入Ansys中進行熱固耦合的計算，葉片材料為定向凝固高溫鎳基合金DZ125，在熱分析模塊中完成溫度場的計算；考慮離心載荷的影響，在結構分析模塊中進行應力、應變的計算。仿真流程如圖5所示。

通過仿真計算得到高壓渦輪葉片在起飛最大功率狀態下的溫度場以及應力、應變場，具體如圖6至圖8所示。

根據葉片溫度、應力應變的計算結果可以看出，在冷卻通道穿過的區域以及氣膜孔、尾緣劈縫處的溫度明顯更低，且葉片前緣溫度明顯高于尾緣，由于冷卻通道是從葉根區域穿入，葉片溫度的最大值出現在葉頂區域。葉片應力、應變值沿葉高逐漸升高，這是因為葉片在高速轉動過程中，葉身部分產生的離心力完全作用在葉根區域，導致葉根區域應力、應變值較大，而葉根區域氣膜孔處由于應力集中導致葉片的最大應力出現在該處。

2 疲勞壽命預測

根據得到的葉片溫度、應力應變的計算結果，在Ansys結構分析模塊中插入疲勞壽命預測模塊，并選擇SWT模型，得到圖9所示的葉片疲勞壽命分布云圖。

由圖9可以看出，葉片疲勞壽命的最小值出現在靠近葉根的氣膜孔處，與葉片等效應力的最大點為同一點，其值為14778循環。根據實際的外場統計數據可知，該型發動機高壓渦輪葉片平均壽命為14062循環[7]，預測的壽命值與實際的葉片壽命比較接近，這表明真實QAR數據與有限元仿真相結合計算得到的預測壽命是吻合的。

3 結論

本文基于發動機運行產生的QAR數據，選取起飛最大功率狀態，利用有限元仿真的方法完成了高壓渦輪葉片流場、溫度場以及應力應變場的計算，根據得到的計算結果完成了疲勞壽命的預測。仿真計算得到的葉片疲勞壽命為14778循環，而葉片的實際平均壽命為14062循環，誤差率僅為5.09%，通過誤差分析驗證了該方法的可行性，該方法可作為高壓渦輪葉片疲勞壽命預測的一種工程計算方法。

參考文獻

[1] 馬楠楠，陶春虎，何玉懷，等.航空發動機葉片多軸疲勞試驗研究進展[J].航空材料學報，2012，32（6）：44-49.

[2] 蘇清友. 航空渦噴、渦扇發動機主要零部件定壽指南[M].北京：航空工業版社，2004.

[3] 航空發動機設計手冊總編委會.航空發動機設計手冊：第10冊 渦輪[M].北京：航空工業出版社，2001.

[4] 汪晗. HPT葉尖間隙的熱固耦合分析及對EGTM的影響研究[D].天津：中國民航大學，2019.

[5] 殷宇陽，王宏光. 進口溫度不均勻對渦輪葉片熱應力的影響[J]. 能源研究與信息，2014，30（2）：113-117.

[6]《中國航空材料手冊》編輯委員會. 中國航空材料手冊[M]. 北京：中國標準出版社，1992.

[7] 袁鍇，左洪福，孫見忠.基于統計方法的高壓渦輪轉子葉片壽命分析[J].飛機設計，2015，35（2）：31-36.